WO2008110144A1 - Drillelastisches und biegesteifes stabelement zum lagern und führen einer beweglichen klappe gegenüber einem flügel eines luftfahrzeugs - Google Patents

Drillelastisches und biegesteifes stabelement zum lagern und führen einer beweglichen klappe gegenüber einem flügel eines luftfahrzeugs Download PDF

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WO2008110144A1
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rod element
leg
wing
flap
drillelastic
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PCT/DE2008/000399
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Alois Wagner
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Eurocopter Deutschland Gmbh
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/54—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement
    • B64C27/58—Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades
    • B64C27/59—Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades mechanical
    • B64C27/615—Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades mechanical including flaps mounted on blades
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/30—Wing lift efficiency

Definitions

  • Dnlleiasticians and rigid bar member for storing and guiding a movable cradle against a wing of an aircraft
  • the invention relates to a drill-elastic and rigid rod member for supporting and guiding a movable flap relative to a wing of an aircraft according to the type specified in the preamble of claim 1.
  • aircraft means both fixed-wing aircraft and rotary-wing aircraft, i. H.
  • wing includes both a wing of the fixed wing aircraft and a rotor blade of the rotary wing aircraft.
  • the invention is applicable in principle for fixed wing aircraft, only a rotor blade of a rotary wing aircraft is considered in more detail below.
  • wind turbines which generate noise and vibrations are produced on rotor blades of a rotary-wing aircraft during rotor operation. These are particularly noticeable in a cabin of the rotary-wing aircraft, affect the comfort of the passengers and adversely affect the life of essential components of the rotary wing aircraft. This in turn restricts the range of use of the rotary wing aircraft.
  • To avoid such air vortex rotor blades are used, which are equipped with movable, controllable by means of actuators rotor blade flaps.
  • a rotor blade with a movably mounted flap is known.
  • the flap is movably attached to the rotor blade by means of rolling bearings.
  • the control of the flap takes place via a piezoactuator which, viewed in profile depth direction, is arranged spaced apart in a front region of the rotor blade.
  • the efficiency of the flap ceases after a relatively short period of operation and it quickly loses its efficiency, because rapid play is created by wear of the heavily loaded flap bearing. This reduces the available flap area, reduces the aerodynamic and mechanical valve action, and greatly increases friction in the flap bearing. This in turn also affects the performance of the actuator which drives the flap. Therefore, complex maintenance or replacement work is required in relatively short time intervals.
  • a connecting means which allows a roller bearing storage of a movable flap on a rotor blade of a rotary wing aircraft.
  • the connecting means is arranged in the area between the rotor blade and the flap and is connected to the rotor blade and the flap via suitable connecting regions. When the flap is deflected, the connection means is twisted.
  • the generic, all features of the preamble of claim 1 having connecting means is formed as a drill-elastic and rigid rod member made of fiber composite material and may have a cross-shaped profile cross-section.
  • the invention has the object of providing a drill-elastic and rigid rod member for storing and guiding a movable flap relative to a wing according to the type specified in the preamble of claim 1 further such that the rod element has improved properties with respect to elasticity and flexural rigidity.
  • the dependent claims form an advantageous development of the invention.
  • the invention is based on the finding that the drill elasticity and flexural rigidity of the rod element can be influenced in a targeted manner by a corresponding choice of material.
  • the drill-elastic and rigid rod member for supporting and guiding a movable flap with respect to a wing of an aircraft comprises a cross-shaped profile cross section with first and second attachment portions and is formed of a fiber composite material.
  • the rod element can be firmly connected to the wing via the first fastening sections and to the flap via the second fastening sections.
  • the rod element and the fastening sections are laminated from a multiplicity of unidirectional prepreg layers - prepreg layers - which are glued together in the region of the attachment sections and in a cross-shaped core region and those outside of these regions through one between the prepreg layers inserted release film are separated from each other.
  • the inventive design of the rod element a rod element is provided, which advantageously in areas with low torsional stiffness, d. H. high elasticity, namely the areas in which a release film is inserted between two superposed prepreg layers. These areas are characterized by a high flexural rigidity.
  • a targeted dimensioning of the rod element namely low torsional rigidity in the area around the valve axis and high bending stiffness in the buoyancy direction, is made possible in a simple manner.
  • the rod element is simple and inexpensive to produce and requires no maintenance.
  • such a bearing of a flap on a wing is frictionless and has a long life (> 2000 h).
  • the rod element comprises a first limb oriented in the profile depth direction of the wing and having a total Length LT and a perpendicular thereto arranged in the lift direction-oriented second leg with a total length LA, wherein the total length LT of the first leg is greater than the total length L A of the second leg.
  • the non-uniform configuration of the two limbs proves to be advantageous in view of the low torsional rigidity and high bending stiffness required in regions for the rod element.
  • the two legs have an aspect ratio LA / LT of 0.28 to 0.34, based on the total length LT of the first leg.
  • the length ratio L A / L T of 0.28 to 0.34 proves to be advantageous, since this ensures a functional and compact design.
  • the cross-shaped profile cross-section of the rod element is asymmetrical in profile depth direction, ie the first leg of the rod element has a first section associated with the wing with a length L n and a second section with the length L T 2 associated with the flap Length L T i of the first section is greater than the length L T 2 of the second section.
  • the first and the second leg have an equal cross-sectional thickness d.
  • This has the effect of ensuring easy and inexpensive production.
  • the thickness ratio of the two legs d / L ⁇ is in each case 0.056 to 0.068.
  • the thickness ratio of 0.056 to 0.068 ensures a compact and lightweight design.
  • the rod element and the first and second fastening portions are integrally formed. This in turn proves advantageous in terms of a simple and cost-effective production of the rod element.
  • the first and second fastening portions of the rod member are each web-shaped.
  • the fastening between the first fastening sections and the wing or between the second fastening sections and the flap can in this case be formed as a material fit and / or non-positively and / or positively.
  • Fig. 1 is a perspective view of a drill-elastic and rigid rod member; 1, which is fixedly connected via its fastening sections on the one hand to a structural region of a rotor blade and on the other hand to a flap;
  • Fig. 3 is a cross section taken along the line A-A in Fig. 1;
  • Fig. 4 is a cross-section along the line B-B in Fig. 2, and
  • a more or less schematically a generally designated by the reference numeral 10 drill elastic and rigid rod element is shown.
  • the rod member 10 has a cross-shaped profile with a profile aligned in the depth direction T first leg 12 having a length L and ⁇ an aligned in the direction of lift A second leg 14 having a length L A.
  • the first leg 12 oriented in the profile depth direction T is divided by the second leg 14 into two sections, namely a first section 16 with a length L t i and a second section 18 with a length L t 2.
  • first section 16 has a plurality of first fastening sections 20 for attachment to a rotor blade
  • second fastening sections 22 are arranged on the second section 10 for attachment to a flap.
  • the rod element 10 and the first and second fastening elements 20, 22 are present in one piece.
  • the rod element 10 serves to support and guide a pivotable flap 24 on a rotor blade 26.
  • the rotor blade 26 is merely a structural element. element shown.
  • the connection between the first fastening sections 20 and the rotor blade 26 as well as between the second fastening sections 22 and the flap 24 is in the present case designed in each case as an adhesive connection.
  • the pivoting of the flap 24 is initiated in a known manner via at least one actuator, which or are in operative connection with the flap 24 via corresponding force transmission means. Due to the attachment of the rod member 10 via the first and second mounting portions 20, 22 with the rotor blade 26 and the flap 24 is carried out at a deflection of the flap 24, a torsion of the rod member 10. For proper operation of the rod member 10, it is therefore necessary that the Bar element 10 has the lowest possible torsional stiffness or high elasticity along a blade longitudinal axis RL to allow a smooth pivotal movement of the flap 24, and that the rod member 10 has a high bending stiffness in buoyancy A and high tensile strength in tread depth direction T to a sufficient To ensure stability.
  • the rod element 10 is laminated from a multiplicity of unidirectional, preimpregnated CFRP fiber layers, each of which is also perpendicular to the cross-sectional plane, hereinafter also referred to as prepreg layers.
  • the first and second fastening sections 20, 22, which are not shown in this sectional representation, are likewise made of a multiplicity of unidirectional CFRPs.
  • Laminated prepreg layers, which are formed film-free, ie, which, according to the cross-sectional core portion 28, are glued together.
  • the rod element 10 Due to the construction according to the invention of the rod element 10, it has a high bending stiffness in the lifting direction A and a high tensile stiffness in the profile depth direction T, whereas a sufficient torsional softness of the rod element 10 about the rotor blade longitudinal axis RL is ensured by the inserted release film between two prepreg layers.
  • FIG. 4 and FIG. 5 again show, in an enlarged view, the connection of the rod element 10 to the flap 24 or to the rotor blade 26.

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Abstract

Die Erfindung betrifft drillelastisches und biegesteifes Stabelement (10) zum Lagern und Führen einer beweglichen Klappe (24) gegenüber einem Flügel (26) eines Luftfahrzeugs, wobei das Stabelement (10) einen kreuzförmigen Profilquerschnitt sowie erste und zweite Befestigungsabschnitte (20, 22) aufweist und aus einem Faserverbundwerkstoff ausgebildet ist, und das Stabelement (10) über die ersten Befestigungsabschnitte (20) mit dem Flügel (26) und über die zweiten Befestigungsabschnitte (22) der Klappe (24) fest verbindbar ist. Die Erfindung zeichnet sich dadurch aus, dass das Stabelement (10) und die Befestigungsabschnitte (20, 22) aus einer Vielzahl von unidirektionalen vorimprägnierten Faserschichten - Prepregschichten - laminiert sind, die im Bereich der Befestigungsabschnitte (20, 22) sowie im kreuzförmig ausgebildeten Querschnittskern-Bereich (28) miteinader verklebt sind und die außerhalb dieser Bereiche jeweils durch eine zwischen die Prepregschichten eingelegte Trennfolie voneinander getrennt sind.

Description

Dnlleiastisches und biegesteifes Stabelement zum Lagern und Führen einer beweglichen KSappe gegenüber einem Flügel eines Luftfahrzeugs
Die Erfindung betrifft ein drillelastisches und biegesteifes Stabelement zum Lagern und Führen einer beweglichen Klappe gegenüber einem Flügel eines Luftfahrzeugs gemäß der im Oberbegriff des Anspruches 1 angegebenen Art.
Im Folgenden werden unter dem allgemeinen Ausdruck "Luftfahrzeuge" sowohl Starrflügelflugzeuge als auch Drehflügelflugzeuge verstanden, d. h. der Begriff "Flügel" umfasst sowohl einen Tragflügel des Starrflügelflugzeuges als auch ein Rotorblatt des Drehflügelflugzeugs. Obwohl die Erfindung prinzipiell auch für Starrflügelflugzeuge anwendbar ist, wird nachfolgend lediglich ein Rotorblatt eines Drehflügelflugzeugs näher betrachtet.
Bekanntlich entstehen an Rotorblättern eines Drehflügelflugzeugs im laufenden Rotorbetrieb Luftwirbel, die Lärm und Vibrationen erzeugen. Diese sind insbesondere in einer Kabine des Drehflügelflugzeugs spürbar, beeinträchtigen den Kom- fort der Passagiere und beeinflussen nachteilig die Lebensdauer wesentlicher Bauteile des Drehflügelflugzeugs. Dadurch wiederum wird das Einsatzspektrum des Drehflügelflugzeugs eingeschränkt. Zur Vermeidung derartiger Luftwirbel werden Rotorblätter verwendet, die mit beweglichen, mit Hilfe von Aktuatoren ansteuerbaren Rotorblatt-Klappen ausgestattet sind.
Aus der DE 101 16479 A1 ist ein Rotorblatt mit einer beweglich gelagerten Klappe bekannt. Die Klappe ist mit Hilfe von Wälzlagern beweglich an dem Rotorblatt befestigt. Die Ansteuerung der Klappe erfolgt über einen Piezoaktuator, der in Profiltiefenrichtung betrachtet beabstandet in einem vorderen Bereich des Rotorblat- tes angeordnet ist. Bei bekannten Rotorblättern der zuvor genannten Art lässt bereits nach relativ kurzer Betriebsdauer die Wirksamkeit der Klappe nach und sie verliert schnell ihre Leistungsfähigkeit, weil durch Verschleiß der hochbelasteten Klappenlagerung rasch ein Spiel entsteht. Dadurch wird der verfügbare Klappenauschlagsbereich verringert, die aerodynamische und mechanische Klappenwirkung lässt nach und die Reibung in der Klappenlagerung wird stark erhöht. Dies wiederum beeinträchtigt auch die Leistungsfähigkeit des Aktuators, welcher die Klappe ansteuert. Es sind deshalb in relativ kurzen Zeitintervallen aufwendige Wartungs- oder Austauscharbeiten erforderlich.
Aus der DE 199 09 257 C1 ist ein Verbindungsmittel bekannt, welches eine wälzlagerlose Lagerung einer beweglichen Klappe an einem Rotorblatt eines Drehflügelflugzeugs ermöglicht. Hierzu ist das Verbindungsmittel in dem Bereich zwischen Rotorblatt und Klappe angeordnet und über entsprechende Verbind ungsbe- reiche mit dem Rotorblatt und der Klappe verbunden. Bei einer Auslenkung der Klappe erfolgt eine Torsion des Verbindungsmittel. Das gattungsgemäße, sämtliche Merkmale des Oberbegriffs des Anspruches 1 aufweisende Verbindungsmittel ist als ein drillelastisches und biegesteifes Stabelement aus Faserverbundwerkstoff ausgebildet und kann einen kreuzförmigen Profilquerschnitt aufweisen.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein drillelastisches und biegesteifes Stabelement zum Lagern und Führen einer beweglichen Klappe gegenüber einem Flügel gemäß der im Oberbegriff des Patentanspruches 1 angegebenen Art derart weiter zu bilden, dass das Stabelement verbesserte Eigenschaften hinsichtlich Drillelastizität und Biegesteifigkeit aufweist.
Diese Aufgabe wird durch kennzeichnende Merkmale des Anspruches 1 in Verbindung mit seinen Oberbegriffsmerkmalen gelöst.
Die Unteransprüche bilden eine vorteilhafte Weiterbildung der Erfindung. Der Erfindung liegt die Erkenntnis zugrunde, dass die Drillelastizität und Biegestei- figkeit des Stabelements durch eine entsprechende Werkstoffauswahl gezielt beeinflussbar ist.
Nach der Erfindung umfasst das drillelastische und biegesteife Stabelement zum Lagern und Führen einer beweglichen Klappe gegenüber einem Flügel eines Luftfahrzeugs einen kreuzförmigen Profilquerschnitt mit ersten und zweiten Befestigungsabschnitten und ist aus einem Faserverbundwerkstoff ausgebildet. Über die ersten Befestigungsabschnitte ist das Stabelement mit dem Flügel und über die zweiten Befestigungsabschnitte mit der Klappe fest verbindbar. Erfindungsgemäß sind das Stabelement und die Befestigungsabschnitte aus einer Vielzahl von unidi- rektionalen vorimprägnierten Faserschichten - Prepregschichten - laminiert, die im Bereich der Befestigungsabschnitte sowie in einem kreuzförmig ausgebildeten Querschnitts-Kernbereich miteinander verklebt sind und die außerhalb dieser Be- reiche jeweils durch eine zwischen die Prepregschichten eingelegte Trennfolie von einander getrennt sind. Durch die erfindungsgemäße Ausgestaltung des Stabelements ist ein Stabelement zur Verfügung gestellt, das in vorteilhafterweise Bereiche mit geringer Verdrehsteifigkeit, d. h. hoher Drillelastizität, nämlich die Bereiche, in denen zwischen zwei jeweils übereinander liegenden Prepregschichten eine Trennfolie eingelegt ist. Diese Bereiche zeichnen sich gleichzeitig durch eine hohe Biegesteifigkeit aus. Hierdurch ist auf eine einfache Art und Weise eine gezielte Dimensionierung des Stabelements, nämlich geringe Verdrehsteifigkeit im Bereich um die Klappenachse und hohe Biegesteifigkeit in Auftriebsrichtung, ermöglicht.
Weitere Vorteile liegen insbesondere darin, dass das Stabelement einfach und kostengünstig herstellbar ist und keine Wartung erfordert. Zudem ist eine derartige Lagerung einer Klappe an einem Flügel reibungsfrei und weist eine hohe Lebensdauer (> 2000 h) auf.
Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung umfasst das Stabelement einen in Profiltiefenrichtung des Flügels ausgerichteten ersten Schenkel mit einer Gesamt- länge LT und einen senkrecht dazu angeordneten, in Auftriebsrichtung ausgerichteten zweiten Schenkel mit einer Gesamtlänge LA, wobei die Gesamtlänge LT des ersten Schenkels größer als die Gesamtlänge LA des zweiten Schenkels ist. Die ungleichmäßige Ausgestaltung der beiden Schenkel erweist sich als vorteilhaft im Hinblick auf die für das Stabelement bereichsweise geforderte geringe Verdreh- steifigkeit und hoher Biegesteifigkeit.
Vorzugsweise weisen dabei die beiden Schenkel bezogen auf die Gesamtlänge LT des ersten Schenkels ein Längenverhältnis LA/LT von 0,28 bis 0,34 auf. Das Län- genverhältnis LA/LT von 0,28 bis 0,34 erweist sich als vorteilhaft, da hierdurch eine funktionale und kompakte Bauform gewährleistet ist.
In vorteilhafter weise ist der kreuzförmige Profilquerschnitt des Stabelements in Profiltiefenrichtung betrachtet unsymmetrisch ausgebildet, d. h. der erste Schenkel des Stabelements weist einen dem Flügel zugeordneten ersten Abschnitt mit einer Länge Ln und einen der Klappe zugeordneten zweiten Abschnitt mit der Länge LT2 auf, wobei die Länge LTi des ersten Abschnitts größer als die Länge LT2 des zweiten Abschnitts ist. Dies hat den Effekt, dass für die durch einen Klappenausschlag bedingte/notwendige Torsion des Stabelements entsprechend groß dimen- sionierte Torsionsfelder mit hoher Drillelastizität vorliegen, sodass ein leichtgängiges Schwenken der Klappe um eine Rotorlängsachse gewährleistet ist.
Erste Auslegungsberechnungen haben gezeigt, dass die besten Ergebnisse erzielt werden, wenn bezogen auf die Gesamtlänge LT des ersten Schenkels der erste Abschnitt ein Längenverhältnis Lτi/Lτ von 0,6 bis 0,73 und der zweite Abschnitt ein Längenverhältnis Lτ2/Lτ von 0,3 bis 0,36 aufweist.
Vorzugsweise weisen der erste und der zweite Schenkel eine gleichgroße Querschnittsdicke d auf. Dies hat den Effekt, dass eine einfache und kostengünstig Herstellung gewährleistet ist. Bezogen auf die Gesamtlänge Ly des ersten Schenkels beträgt das Dickenverhältnis der beiden Schenkel d/Lτ jeweils 0,056 bis 0,068. Durch das Dickenverhältnis von 0,056 bis 0,068 ist eine kompakte und leichte Bauform sichergestellt.
Gemäß einer besonders vorteilhaften Ausführungsform der Erfindung sind das Stabelement und die ersten und zweiten Befestigungsabschnitte einteilig ausgebildet. Dies erweist sich wiederum vorteilhaft in Hinblick auf eine einfache und kostengünstige Herstellung des Stabelements.
Um ein einfaches Befestigen des Stabelements an dem Flügel respektive an der Klappe zu gewährleisten, sind die ersten und zweiten Befestigungsabschnitte des Stabelements jeweils stegförmig ausgebildet.
Die Befestigung zwischen den ersten Befestigungsabschnitten und dem Flügel bzw. zwischen zweiten Befestigungsabschnitten und der Klappe kann dabei stoffschlüssig und/oder kraftschlüssig und/oder formschlüssig ausgebildet sein.
Weitere Vorteile, Merkmale und Anwendungsmöglichkeiten der vorliegenden Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung in Verbindung mit dem in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispiel.
Die Erfindung wird im Folgenden an Hand des in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispiels näher beschrieben. In der Beschreibung, in den Ansprüchen und in der Zeichnung werden die in der unten angeführten Liste der Bezugszei- chen verwendeten Begriffe und zugeordnete Bezugszeichen verwendet.
In der Zeichnung bedeuten:
Fig. 1 eine perspektivische Darstellung eines drillelastischen und biegesteifen Stabelements; Fig. 2 das Stabelement aus Fig. 1 , das über seine Befestigungsabschnitte einerseits mit einem Strukturbereich eines Rotorblatts und andererseits mit einer Klappe fest verbunden ist;
Fig. 3 ein Querschnitt entlang der Linie A-A in Fig. 1;
Fig. 4 ein Querschnitt entlang der Linie B-B in Fig. 2, und
Fig. 5 ein Querschnitt entlang der Linie C-C in Fig. 2.
In Fig. 1 ist mehr oder minder schematisch ein insgesamt mit der Bezugsziffer 10 bezeichnetes drillelastisches und biegesteifes Stabelement dargestellt. Das Stabelement 10 weist ein kreuzförmiges Profil mit einen in Profiltiefenrichtung T ausgerichteten ersten Schenkel 12 mit einer Länge Lτ und einen in Auftriebsrichtung A ausgerichteten zweiten Schenkel 14 mit einer Länge LA auf.
Der erste in Profiltiefenrichtung T ausgerichtete Schenkel 12 ist durch den zweiten Schenkel 14 in zwei Abschnitte geteilt, nämlich einen ersten Abschnitt 16 mit einer Länge Lti und einen zweiten Abschnitt 18 mit einer Länge Lt2.
Während der erste Abschnitt 16 mehrere erste Befestigungsabschnitte 20 zur Be- festigung an ein Rotorblatt aufweist, sind an dem zweiten Abschnitt 10 mehrere zweite Befestigungsabschnitte 22 zur Befestigung mit einer Klappe angeordnet. Das Stabelement 10 sowie die ersten und zweiten Befestigungselemente 20, 22 sind vorliegend einteilig ausgebildet.
Wie insbesondere aus Fig. 2 ersichtlich ist, dient das Stabelement 10 zur Lagerung und Führung einer schwenkbeweglichen Klappe 24 an einem Rotorblatt 26. Aus Gründen der Übersichtlichkeit ist von dem Rotorblatt 26 lediglich ein Struktur- element dargestellt. Die Verbindung zwischen ersten Befestigungsabschnitten 20 und dem Rotorblatt 26 sowie zwischen zweiten Befestigungsabschnitten 22 und Klappe 24 ist vorliegend jeweils als eine Klebeverbindung ausgebildet.
Die Schwenkung der Klappe 24 wird in bekannter Art und Weise über mindestens einen Aktuator initiiert, der bzw. die über entsprechende Kraftübertragungsmittel mit der Klappe 24 in Wirkverbindung stehen. Aufgrund der Befestigung des Stabelements 10 über die ersten und zweiten Befestigungsabschnitte 20, 22 mit dem Rotorblatt 26 und der Klappe 24 erfolgt bei einer Auslenkung der Klappe 24 eine Torsion des Stabelements 10. Für eine einwandfreie Funktion des Stabelements 10 ist es daher erforderlich, dass das Stabelement 10 eine möglichst geringe Verdrehsteifigkeit bzw. hohe Drillelastizität entlang einer Rotorblatt-Längsachse RL aufweist, um eine leichtgängige Schwenkbewegung der Klappe 24 zu ermöglichen, und dass das Stabelement 10 eine hohe Biegesteifigkeit in Auftriebsrichtung A und hohe Zugfestigkeit in Profiltiefenrichtung T aufweist, um eine ausreichende Stabilität zu gewährleisten.
Diese Anforderungen an das Stabelement 10 werden durch den erfindungsgemäßen Aufbau erfüllt:
Wie aus Fig. 3 ersichtlich ist, ist das Stabelement 10 aus einer Vielzahl von jeweils senkrecht zur Querschnittsebene angeordneten unidirektionalen vorimprägnierten CFK-Faserschichten, nachfolgend auch als Prepregschichten bezeichnet, laminiert.
Während in einem kreuzförmig ausgebildeten Querschnitts-Kembereich 28 die einzelnen Prepregschichten miteinander verklebt sind, sind außerhalb dieses Querschnitts-Kembereichs 28 die Prepregschichten jeweils durch eine zwischen zwei Prepregschichten eingelegte Folie voneinander getrennt.
Die in dieser Schnittdarstellung nicht gezeigten ersten und zweiten Befestigungsabschnitte 20, 22 sind ebenfalls aus einer Vielzahl von unidirektionalen CFK- Prepregschichten laminiert, die folienfrei ausgebildet sind, d. h. die, entsprechend zu dem Querschnitts-Kernbereich 28, miteinander verklebt sind.
Durch den erfindungsgemäßen Aufbau des Stabelements 10 weist es eine hohe Biegesteifigkeit in Auftriebsrichtung A und eine hohe Zugsteifigkeit in Profiltiefenrichtung T auf, während durch die eingelegte Trennfolie zwischen zwei Prepregschichten eine ausreichende Torsionsweichheit des Stabelements 10 um die Rotorblatt-Längsachse RL gewährleistet ist.
Fig. 4 und Fig. 5 zeigen nochmals in einer vergrößerten Darstellung die Anbindung des Stabelements 10 an die Klappe 24 bzw. an das Rotorblatt 26.
In einem konkreten Ausführungsbeispiel des Stabelements 10 zur Lagerung einer 700 mm langen Klappe 24 beträgt die Länge LT des ersten Schenkels 12 Lτ=45 mm und die Länge LA des zweiten Schenkels 14 LA=14 mm. Während der erste Abschnitt 16 des ersten Schenkels 12 Ln =30 mm lang ist, weist der zweite Abschnitt 18 des ersten Schenkels 12 eine Länge von LT2=15 mm auf. Die Dicke d der beiden Schenkel 12, 14 beträgt jeweils d=2,8 mm. Bezogen auf Lj als Referenzlänge weist das Stabelement 10 die folgenden dimensionslosen Kennzahlen auf: LA/LT=0,31 ; LTi/Lτ=0,66; Lτ2/Lτ=0,33; d/Lτ = 0,062
BEZUGSZEICHENLISTE
10 Stabelement 12 Erster Schenkel
14 Zweiter Schenkel
16 Erster Abschnitt des ersten Schenkels
18 Zweiter Abschnitt des ersten Schenkels
20 Erste Befestigungsabschnitte 22 Zweite Befestigungsabschnitte
24 Klappe
26 Rotorblatt
28 Querschnittskern-Bereich
A Auftriebsrichtung
T Profiltiefenrichtung
RL Rotorblatt-Längsachse RL d Querschnittsdicke Lτ Länge des ersten Schenkels
LA Länge des zweiten Schenkels
Lχi Länge des ersten Abschnitts des ersten Schenkels
LT2 Länge des zweiten Abschnitts des ersten Schenkels

Claims

PATENTANSPRÜCHE
1. Drillelastisches und biegesteifes Stabelement (10) zum Lagern und Füh- ren einer beweglichen Klappe (24) gegenüber einem Flügel (26) eines
Luftfahrzeugs, wobei das Stabelement (10) einen kreuzförmigen Profilquerschnitt sowie erste und zweite Befestigungsabschnitte (20,22) aufweist und aus einem Faserverbundwerkstoff ausgebildet ist, und das Stabelement (10) über die ersten Befestigungsabschnitte (20) mit dem Flügel (26) und über die zweiten Befestigungsabschnitte (22) der Klappe
(24) fest verbindbar ist, dadurch gekennzeichnet, dass das Stabelement (10) und die Befestigungsabschnitte (20, 22) aus einer Vielzahl von unidi- rektionalen vorimprägnierten Faserschichten - Prepregschichten - laminiert sind, die im Bereich der Befestigungsabschnitte (20, 22) sowie im kreuzförmig ausgebildeten Querschnittskem-Bereich (28) miteinander verklebt sind und die außerhalb dieser Bereiche jeweils durch eine zwischen die Prepregschichten eingelegte Trennfolie voneinander getrennt sind.
2. Drillelastisches und biegesteifes Stabelement nach Patentanspruch 1 , da- durch gekennzeichnet, dass das Stabelement (10) einen in Profiltiefenrichtung (T) des Flügels (24) ausgerichteten ersten Schenkel (12) mit einer Gesamtlänge Lj und einen senkrecht dazu angeordneten, in Auftriebsrichtung (A) ausgerichteten zweiten Schenkel (14) mit einer Gesamtlänge LA umfasst, wobei die Gesamtlänge LT des ersten Schenkels (12) größer als die Gesamtlänge LA des zweiten Schenkels (14) ist.
3. Drillelastisches und biegesteifes Stabelement nach Patentanspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass bezogen auf den ersten Schenkel (12) die beiden Schenkel (12, 14) ein Längenverhältnis LA/Lτ von 0,28 bis 0,34 aufweisen.
4. Drillelastisches und biegesteifes Stabelement nach Patentanspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass der kreuzförmige Profilquerschnitt des Stabelements (10) in Profiltiefenrichtung (T) betrachtet unsymmetrisch ausgebildet ist und der erste Schenkel (12) des Stabelements (10) einen dem Flügel (26) zugeordneten ersten Abschnitt (16) mit einer Länge Ln und einen der Klappe (24) zugeordneten zweiten Abschnitt (18) der Länge LT2 umfasst, wobei die Länge LTi des ersten Abschnitts (16) größer als die Länge LT2 des zweiten Abschnitts (18) ist.
5. Drillelastisches und biegesteifes Stabelement nach Patentanspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass bezogen auf die Gesamtlänge Lτ des ersten Schenkels (12) der erste Abschnitt (16) des ersten Schenkels (12) ein Längenverhältnis LTi/Lτ von 0,6 bis 0,73 und der zweite Abschnitt (18) des ersten Schenkels (12) ein Längenverhältnis LT2/Lτ von 0,3 bis 0,36 auf- weist.
6. Drillelastisches und biegesteifes Stabelement nach Patentanspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass der erste und zweite Schenkel (12, 14) eine gleich große Querschnittsdicke d aufweisen.
7. Drillelastisches und biegesteifes Stabelement nach Patentanspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass bezogen auf die Gesamtlänge Lτ des ersten Schenkels (12) die beiden Schenkel (12, 14) jeweils ein Dickenverhältnis d/Lτ von 0,056 bis 0,068 aufweisen
8. Drillelastisches und biegesteifes Stabelement nach einem der vorstehenden Patentansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Stabelement (10) und die ersten und zweiten Befestigungsabschnitte (20, 22) einteilig ausgebildet sind.
9. Drillelastisches und biegesteifes Stabelement nach Patentanspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass die ersten und zweiten Befestigungsab- schnitte (20, 22) des Stabelements (10) jeweils stegförmig ausgebildet sind.
10. Drillelastisches und biegesteifes Stabelement nach einem der vorstehen- den Patentansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die ersten und zweiten Befestigungsabschnitte (20, 22) des Stabelements (10) stoffschlüssig und/oder kraftschlüssig und/oder formschlüssig mit der Klappe (24) und dem Flügel (26) verbunden ist.
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